Условия полета к Луне

Рассмотрим условия полета к Луне с космодрома, расположенного вне благоприятной экваториальной зоны, о которой говорилось выше. Пусть это будет космодром в северном полушарии, примером которого может служить советский космодром Байконур (47° с. ш.). [c.196]

Рассмотрим для наглядности условия полета к Луне в плоскости, проходящей через ось Земли [3.51. Линия — след плоскости орбиты Луны на этой плоскости (рис. 71, а). Плоскость орбиты Луны образует угол ф с плоскостью экватора. Пусть стартовая площадка находится на широте яр. [c.198]

Эллиптичность орбиты Луны должна учитываться при расчете каждой конкретной траектории достижения Луны (также должны учитываться и все неравенства движения Луны, т. е. влияния на нее различных возмущений — от сжатия Земли, от Солнца и от планет). Однако на энергетических условиях полета к Луне эллиптичность орбиты Луны сказывается в ничтожной степени. Это видно из того, что, например, при полете по полуэллиптической орбите увеличение начальной скорости на 1 м/с повышает апогей траектории перелета на 4000 км [3,6]. Следовательно, минимальная скорость достижения Луны в перигее ее орбиты всего лишь на 5 м/с меньше, а в апогее на 5 м/с больше, чем минимальная скорость достижения Луны при среднем расстоянии 384 400 км. Таким образом, лишено какого-либо основания мнение о том, что положение Луны в ближайшей к Земле точке орбиты якобы соответствует благоприятному для перелетов периоду. [c.202]

Условия полета к Луне [c.249]

УСЛОВИЯ ПОЛЕТА К ЛУНЕ 251 [c.251]

УСЛОВИЯ ПОЛЕТА К ЛУНЕ 253 [c.253]

УСЛОВИЯ ПОЛЕТА К ЛУНЕ 255 [c.255]

При первоначальном рассмотрении существенно исследование всей совокупности орбит, обеспечивающих, хотя бы принципиально, решение основной задачи полета. Например, при проектировании полета к Луне важно представлять все возможные траектории, уметь определять начальные условия, необходимые для реализации тех или иных траекторий, определять кинематические и динамические характеристики орбит (время полета, скорость встречи с Луной, потребную начальную энергию, условия наблюдения с заданных пунктов земной поверхности и др.). [c.269]

Ввиду разнообразия траекторий полета к Луне и, что не менее важно, условий входа в сферу действия Луны существует огромное разнообразие пролетных траекторий. Они, однако, могут быть классифицированы как формально, так и с точки зрения практического использования. Будем придерживаться в основном одной из возможных классификаций плоских траекторий [3.1], достоинство которой в ее полноте. [c.225]

Однако и не всякая пролетная траектория, позволяющая вблизи Луны выйти на орбиту спутника Луны, может оказаться подходящей для экспедиции на Луну. Если существует неуверенность в том. Что двигатель космического корабля включится при попытке перехода на окололунную орбиту, то пролетная траектория должна быть траекторией возвращения. Тогда при такой аварийной ситуации будет гарантирован автоматический возврат космонавтов на Землю (хотя бы при условии последующей успешной коррекции траектории). Траектории же полета к Луне, приводящие к разгону корабля и выбросу его из сферы действия Земли, несут элемент риска. [c.269]

Исторически развитие ракетной техники (не только в нашу эпоху, но и в прошедшие столетия) связано с ее военным использованием. Но необходимо ясно подчеркнуть, что ни полеты к Луне, ни полеты к планетам не имеют и не могут иметь непосредственного военного значения. Пожалуй, ни одна отрасль научно-технического прогресса не заинтересована так в мирных условиях для своего развития, как космонавтика. И это тоже следует иметь в виду, когда мы размышляем о ее будущем. [c.484]

При изучении механики полетов к Луне космический аппарат будет рассматриваться как материальная точка, движущаяся в пространстве между Землей и Луной [1]. Вопросы ориентации осей аппарата будут затронуты лишь вкратце. В первую очередь будут обсуждаться динамические условия полета, причем за основу будет принята идеализированная [c.123]

Разброс начальных условий при полете к Луне 136 Разгон Луной 83, 94 Размеры солнечной системы 707 Ракета 399 [c.725]

В 1929 г. в Новосибирске была напечатана книга Ю. В. Кондратюка Завоевание межпланетных пространств , первый вариант рукописи которой, по некоторым данным, относится к 1917 г. [14]. Рассматривая условия полетов в пределах солнечной системы, Кондратюк (1897—1945) первым высказал мысль об использовании искусственных спутников Луны в качестве [c.415]

Полет до Луны должен продолжаться при минимальной скорости отлета 5 сут, при параболической — 2 сут. Поскольку возможности пятой ступени (как и предыдуш их) по условию ограничены идеальной скоростью 3 км/с, а часть ее топлива (правда, очень небольшая) была даже использована при старте с околоземной орбиты, то нам придется отказаться от быстрого перелета, так как при параболической скорости отлета посадка на Луну потребует погашения скорости падения 2,9 км/с (см. 7 гл. 8). А ведь надо еш е учесть небольшие гравитационные потери при посадке на Луну и обязательно предусмотреть расход топлива на коррекцию траектории на пути к Луне Но, вспомнив, что минимальная скорость падения на Луну составляет 2,5 км/с ( 7 гл. 8), мы можем успокоиться идеальной скорости пятой ступени хватит на осуществление благополучной посадки на Луну. Не нужно только набирать параболическую скорость отлета с околоземной орбиты. [c.272]

На лунном корабле имеется основная система управления и навигации и аварийная система управления, являющаяся резервной по отношению к основной системе. В полете данные от этих двух источников информации сравниваются и в нормальных условиях находятся в близком соответствии один к другому. Если возникает большое расхождение между показателями двух систем, возникает проблема выявления неисправной системы. Она может быть решена только с помощью третьего, независимого источника информации о состоянии лунного корабля. Таким источником могут служить данные слежения за лунным кораблем в S-диапазоне. Данные слежения включают совокупность допплеровских измерений от трех-четырех наземных станций слежения и выдают скорость изменения дальности вдоль каждой линии визирования от наземной станции к лунному кораблю. После интегрирования они дают изменение дальности. Допплеровские измерения весьма точны. Хотя расстояние между Землей и Луной большое, с. к. о. случайной ошибки измерения дальности всего около 0,2 см. Систематическая ошибка по скорости, обусловленная дрейфом осцилляторов на станциях слежения, не превосходит 0,003 м/сек. Из-за, того, что расстояния от станции до лунного корабля значительно превосходят удаление одной станции от другой, точность определения нормальных составляющих скорости, получаемых непосредственно из допплеровских измерений, значительно ниже. Для получения требуемой точности по всем составляющим вектора скорости лунного корабля в наземном блоке обработки информации был применен дискретный фильтр Калмана. [c.155]

Неудивительно поэтому, что в желтой печати и в сетевых конференциях, посвященных вопросам космонавтики, с частотой раз в полгода муссируется вопрос, высаживались американские астронавты на Луну или нет. В качестве доказательств, подтверждающих последнюю версию, ее сторонники обычно приводят ряд несоответствий, обнаруженных на снимках и кинокадрах, доставленных с Луны. Некоторые из этих кадров действительно напоминают результат умелой павильонной съемки. Но как раз в этом нет ничего удивительного. Павильонная съемка всегда лучше натурной, а у американцев должны были сохраниться километры лент, снятых при подготовке экипажей в условиях, приближенных к боевым , — видно, позднее возник сильный соблазн вмонтировать эти кадры в хронику экспедиции. Нечто подобное делали и наши соотечественники. Если вы присмотритесь к кадрам хроники о первом полете Гагарина, то заметите, что в одних случаях на шлеме космонавта есть надпись СССР , а на других — нет. Дело в том, что надпись СССР сообразили нанести буквально за несколько минут до старта, а впоследствии при монтаже кинодокумента режиссер не обратил на эту деталь внимания, и кадры, снятые при испытаниях в центрифуге, были поставлены позже кадров, снятых при старте. [c.272]

Чрезвычайно высокая стоимость полетов человека на Луну привела, как известно, к сокращению первоначально планировавшегося числа экспедиций на Луну по программе Аполлон . По-видимому, до конца нынешнего столетия нога человека не ступит на Луну. Создание же постоянной научной станции на Луне с периодически сменяемым экипажем нельзя себе даже представить в условиях, когда билет на Луну стоит более 100 миллионов долларов [c.290]

Посадка на планету, обладающую атмосферой, происходит во многих случаях аналогично возвращению в атмосферу Земли со стороны Луны. Разнообразие характеристик притяжения планет и структур их атмосфер приводит к большому разнообразию условий входа в атмосферы, к значительным вариациям в ширине коридоров входа. При полетах людей главным показателем при вычислении ширины коридора входа является допустимая перегрузка ее коэффициент условно принимается равным 10. Может выясниться, однако, что многомесячная невесомость во время межпланетного Полета очень ослабляет организм космонавта, и потому допустима лишь перегрузка, скажем, с коэффициентом 3 или 4. о бы резко сузило коридоры входа. Если речь идет об автоматических аппаратах. [c.323]

Развитие авиационной и ракетной техники выдвинуло ряд новых задач теории относительного движения и теории гироскопов. В наших современных курсах механики и сборниках задач по теоретической механике подавляющее большинство рекомендуемых примеров рассматривается в предположении, что Земля неподвижна и системы координат, связанные с Землей, можно считать инерциаль-ными. Полеты межконтинентальных баллистических ракет, полеты искусственных спутников, полеты к Луне, полеты к планетам солнечной системы требуют более широкого взгляда на явления механического движения. Гироскопические устройства на летательных аппаратах (гирогоризонт, гировертикант, гиростабилизированные платформы, автопилоты) находятся, как правило, в условиях, когда точки подвеса гироскопов совершают неинерциальные движения и механические задачи существенно усложняются. [c.30]

Старт С орбиты позволяет преодолеть также специальное ограничение на продолжительность полета, связанное с условиями связи с автоматической станцией в момент ее сближения с Луной. Если полет к Луне происходит в благоприятный период (рис. 71, а), то старт, как мы знаем, должен производиться в момент, когда космодром находится в точке А. Между тем наилучшие условия для связи со станцией, когда она приближается к точке Л , будут, если станция наблюдений находится в положении В. А так как станция наблюдений и космодром, естественно, находятся сравнительно близко друг от друга, то ясно, чго между моментами старта и сближения с Луной должно пройти 1V2, 27г, 37г или 47а сут (через такие промежутки времени точка А будет приходить в В) 13.4]. Полусуточный полет отпадает, так как требует слишком большой скорости (см. графики на рис. 69). [c.201]

Если траектория полета к Луне является облетной, то ближайшая к Луне ее точка располагается над обратной стороной Луны. Но именно в этой точке выгоднее всего сообщить тормозной импульс (см. 2 гл. 10). Значит, маневр перехода на окололунную орбиту должен совершаться в условиях отсутствия радиосвязи с Землей. [c.270]

Полет к Луне с околоземной орбиты. Чтобы обеспечить оптимальные условия перелета к Луне, т, е. близкую к л угловую дальность в любой день месяца, обычно используют промежуточную околоземную орбиту высотой около 200 км. КА с последней ступенью ракеты-носителя предварительно выводится на орбиту ИСЗ, плоскость которой проходит через заданную точку прицеливания. Затем с помощью последней ступени КА переводится на траекторию перелета к Луне. Разгон начинается в тот момент, когда угловая дальность от текущей точки на орбите до упрежденной точки близка к п. Если азимут задан то запуск через Северное полушарие возможен только один раз в сутки. При ограниченной протяженности второго активного участка старт с орбиты должен произойти в то время, когда КА перемещается в северном направлении. Если момент запуска через Северное полушарие пропущен, то примерно через полсуток появляется возможность запуска по тому же азимуту, но уже с перелетом через Южное полушарие. В этом случае старт с орбиты должен производиться в то время, когда КА перемещается в южном направлении. Таким образом, за счет изменения стартового полувитка возможно произвести два запуска к Луне в течение каждых суток, по северной и южной траекториям. [c.280]

Движение КА в сфере действия Земли. Траектория полета к Луне определяется начальными условиями- геоцентрическим расстоянием го=/ с-НАо до точки старта КА, скоростью ио КА в точке выведеяия ка траеиорию полета к Луне, углом 00 наклона вектора скорости к плоскости местного горизонта, угловым положением Фо Луны относительно точки выведения. [c.84]

Гибридная траектория дает возможность осуществить запуск к Луне в дневное время суток ЖРД 1-2 ступени З-ГУВ в этом случае запускается над Тихим океаном увеличивается продолжительность полета к Луне, что позволяет произвести посадку лунного корабля в условиях благоприятной освещенности места посадки экономится топливо, так как исключается корректирующий импульс, равный 19,5 м/сек оказывается возможным следить за снижением и посадкой лунного корабля со станции в Голд стоуне, имеющей антенну диаметром 64 м [c.159]

Аэродинамические нагрузки. Максимально допустимые скорости входа пилотируемых космических кораблей зависят от перегрузок, которые может выдержать экипаж после длительного пребывания в условиях невесомости в период межпланетного полета. В настоящее время величина предельной перегрузки неизвестна, но пилоты космических кораблей Меркурий и Джемини выдержали ускорения АО 8 g после нескольких дней полета по орбите вокруг Земли. Исследованиями на центрифуге показано 31J, что человек способен выполнять необходимые операции в условиях, когда он подвергается ускорениям до 14 gf но, конечно, эту величину нельзя с достаточным основанием принять в качестве предельно допустимой при входе в атмосферу, так как в реальных условиях экипаж перед входом длительное время будет находиться в состоянии невесомости. Предстоящие полеты пилотируемых кораблей к Луне и рассчитанные на длительный период орбитальные полеты вокруг Земли позволят получить необходимые данные для ответа на вопрос о предельных перегрузках для пилота. Пока этих данных еще нет, мы будем вынуждены принять в качестве предельного ускорения величину lOg. [c.142]

В недавней статье [57] указано, что концепция использования светового давления солнечных лучей проскальзывала у Ф. А, Цандера еще в 20-е годы. Однако, по-настоящему прорабатываться эта идея стала лишь в семидесятые годы в рамках программ полета к ко>гете Галлея в США и в СССР (проект Регата ), Ученые пытались вернуть термину космоплавание его изначальный смысл в рамках так называемого Колумбовского проекта, создаваемого по инициативе конгресса США и связанного с празднествами по случаю 500-летия открытия Америки. Колумбовская юбилейная комиссия, сформированная президентом США, объявила необычный конкурс на лучший космический парусник для полета к Марсу. Условия предполагаемого полета былй сформулированы в декабре 1988 года и сводятся к следующим корабли участников должны быть выведены на начальную орбиту в 1992-93 годах, оттуда, подняв паруса, двигаться по раскручивающейся спирали к Луне после завершения маневра в поле тяготения Луны парусники должны взять курс на Марс и постараться как можно быстрее добраться до планеты. Все как в рассказе А. Кларка Работа над проектами была столь захватывающей, что в предисловии к советскому [c.168]

При полетах советских станций Зонд-5—8 (сентябрь 1968 г., ноябрь 1968 г., август 1969 г., октябрь 1970 г.) производились фотографирование Земли (на пути к Луне и обратно) и обратной стороны Луны, а также эксперименты над организмами, подвергшимися воздействию условий космического пространства, и исследование космических излучений и метеорных частиц. Земля неоднократно фотографировалась у края лунного диска, что позволяло осуществлять привязку наблюдаемых объектов обратной стороны Луны к сетке селенографических координат. Помимо фотографий, на Землю возвращались подопытные организмы и 4ютоэмульсии для регистрации космических частиц. [c.238]

Величина У зависит от начального угла наклона траектории 01. При 01 = я/2 (вертикальный старт) скорость оказывается наименьшей У = 10,9200 км/с, а при 01 = 0° (горизонтальный старт)— наибольшей У] = 10,9216 км/с. Правда, разница между наибольшей и наименьшей величинами скорости составляет всего 1,6 м/с. Полученная величина минимальной скорости из условия достижения непритягивающей Луны в апогее траектории на 70 м/с превышает величину скорости, которая необходима для полета к точке либрации Ь с учетом притяжения Земли и Луны. [c.259]

Идеальная скорость о (1-12) представляет собой верхний предел достижимой скорости в идеальных условиях. В реальных условиях полета неизбежны потери скорости вследствие земного тяготения, аэродинамического сопротивления и некоторых других причин, о которых будет сказано позже. Сумма этих потерь может быть приближенно оценена заранее. Поэтому для каждой технической задачи, решение которой преследуется создаваемой ракетой, можно и заранее с достаточной точностью указать идеальную скорость, которая должна быть обеспечена надлежащим выбором параметров ракеты. Такая скорость называется характеристической и обозначается через Ох- Это — идеальнря скорость, которой должна обладать ракета, спроектированная для решения конкретной баллистической задачи. Так, например, для пуска ракеты с околоземной орбиты к Луне необходимо располагать характеристической скоростью Ох = 3200 м/сек. Для выведения спутника с поверхности Земли на низкую орбиту нужна характеристическая скорость около 9400 м/сек (фактическая скорость 7800 м/сек). Точное же значение Vx становится известным лишь после того, как ракета спроектирована. [c.28]

На том же уровне компетентности находятся и все другие разговоры о том, летали Аполлоны на Луну или нет. Писать об этом даже скучно, посему предлагаю всем сомневающимся поразмышлять на досуге и о том, что высадка американских астронавтов на Луну была прежде всего политической акцией, призванной доказать техническое превосходство, и за соблюдением всех условий игры внимательно (можно сказать, ревниво) наблюдали советские службы и эксперты. Если бы тогда, в начале 70-х, возникли хоть малейшие подозрения в том, что конкуренты мухлюют , ничто не удержало бы советское правительство от соответствующего заявления. Вместо этого советские СМИ избрали политику замалчивания чужих достижений. Долгое время в Советском Союзе только специалисты имели доступ к книгам, посвященным подробному разбору полетов по программе Аполлон . Одна из таких книг есть и у меня. Она называется длинно и скучно Пилотируемые полеты на Луну, конструкция и характеристики Saturn V Apollo , автор — И. Шумейко, год издания — 1973, тираж— 1600 экземпляров. В этой книге полеты американцев на Луну расписаны буквально по минутам, но мало библиотек, которые могут похвастаться ее наличием в своем каталоге. [c.273]

Отдельные работы, известные как проект ROVER (позднее - проект NERVA), были связаны с исследованиями возможности создания ядерного реактора для ракетного двигателя, предполагавшего как военное, так и гражданское применение. Первоначально эта возможность рассматривалась применительно к МБР, затем - к созданию второй стадии двигателя для лунной программы и для программы полета людей на Марс. На Невадском полигоне в период с 1959 по 1969 год в рамках этих работ бьш проведен 21 эксперимент с ядерными реакторами. 21 января 1965 года специальный реактор был целенаправленно разрушен, что позволило откалибровать модели его поведения в условиях быстрого энергетического нагружения. Программа находилась в списке национальных приоритетов, и работы по ней шли в период с 1961 по 1973 год. [c.278]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...